[发明专利]用于单飞轮航天器的磁力矩器磁矩分配方法及系统

说明书

本发明公开了一种用于单飞轮航天器的磁力矩器磁矩分配方法及系统，该方法包括：确定需要磁力矩器输出的控制力矩；根据地磁场和控制力矩，利用伪逆分配律计算第一控制磁矩；根据地磁场和控制力矩，利用奇异点优化修正分配律计算第二控制磁矩；计算第一控制磁矩对应的第一力矩输出误差，以及第二控制磁矩对应的第二力矩输出误差；根据第一力矩输出误差和第二力矩输出误差的大小关系，确定输出磁矩。本发明能够使得姿控系统在奇异状态时依然处于可控状态，且在系统越过奇异状态时，仅在奇异方向存在力矩输出误差，能够保证全过程输出力矩误差最小，提高姿态控制精度；并且适用于飞轮位于任意轴的工况，能够实现三轴对地和三轴对日定向控制。

技术领域

本发明涉及航天器控制技术领域，尤其涉及一种用于单飞轮航天器的磁力矩器磁矩分配方法及系统。

背景技术

对于受体积和功耗限制的微纳卫星而言，单飞伦是比较常用的姿控系统配置，而对于配置多个飞轮的微纳卫星，在飞轮故障工况影响，也经常会出现只剩一个飞轮可用的情况。对于上述的姿控系统仅有一个飞轮可用的工况，即视为“偏置动量卫星”系统。

现有的偏置动量卫星的控制方法中，磁力矩器做章进动控制以及偏置飞轮卸载控制，且针对磁力矩器，现有采用以下的磁矩分配方法：根据卫星滚动姿态角和偏航姿态角，计算得到磁进动指令磁矩；根据卫星滚动姿态角速度和偏航姿态角速度，计算得到磁章动指令磁矩；将磁进动指令磁矩与磁章动指令磁矩进行叠加，得到总的磁章进动指令磁矩；根据偏置飞轮角动量计算卸载磁矩；将磁章进动磁矩与卸载磁矩叠加，得到总的控制磁矩。

然而，受偏置动量姿态动力学耦合因素的影响，基于现有的磁力矩器磁矩分配方法的偏置动量卫星控制方法的姿态控制精度不高，且其仅考虑了Y轴飞轮可用的情况，对于卫星设计阶段，这会加大卫星系统的设计约束，对于多飞轮配置的微纳卫星系统，这会限制姿控系统飞轮组故障时的故障处理能力。

发明内容

为解决上述现有技术中存在的部分或全部技术问题，本发明提供一种用于单飞轮航天器的磁力矩器磁矩分配方法及系统。

本发明的技术方案如下：

第一方面，提供了一种用于单飞轮航天器的磁力矩器磁矩分配方法，所述方法包括：

确定需要磁力矩器输出的控制力矩；

根据地磁场和所述控制力矩，利用伪逆分配律计算第一控制磁矩；

根据地磁场和所述控制力矩，利用奇异点优化修正分配律计算第二控制磁矩；

计算利用伪逆分配律得到的所述第一控制磁矩所对应的第一力矩输出误差，以及利用奇异点优化修正分配律得到的所述第二控制磁矩所对应的第二力矩输出误差；

根据所述第一力矩输出误差和所述第二力矩输出误差的大小关系，确定输出磁矩，其中，当所述第一力矩输出误差小于或等于所述第二力矩输出误差时，采用所述第一控制磁矩作为输出磁矩，当所述第一力矩输出误差大于所述第二力矩输出误差时，采用所述第二控制磁矩作为输出磁矩。

在一些可能的实现方式中，所述根据地磁场和所述控制力矩，利用伪逆分配律计算第一控制磁矩，包括：

根据地磁场和所述控制力矩，利用以下公式计算所述第一控制磁矩；

其中，M_PM表示第一控制磁矩，||B||表示地磁场模值，b_m2表示地磁场强度矢量中间计算矩阵，表示需要磁力矩器输出的控制力矩。

在一些可能的实现方式中，所述根据地磁场和所述控制力矩，利用奇异点优化修正分配律计算第二控制磁矩，包括：

对地磁场强度矢量中间计算矩阵做奇异值分解运算，确定所述矩阵对应的奇异值；

根据所述奇异值，计算奇异点优化修正分配律的调整参数；